JP4527257B2 - ガスタービンエンジンのタービン入口温度推定方法 - Google Patents

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービンエンジンにおいてタービンの入口部分の温度を推定する方法に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンエンジンにおいては、エンジン寿命に大きな影響を及ぼすタービンの過温度を避けるため、タービン入口部分の温度を常時監視することが望ましいが、このタービン入口温度は極めて高温（１０００℃以上）となるために実測することが困難である。そこで、従来、測定可能な他の部位の温度、具体的にはタービン出口温度（排気温度）などからタービン入口温度を推定する方法が採用されている（特開昭６４−３２０２６号公報参照）。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
ところが、複軸式のガスタービンエンジンにおいて低圧側のタービン出口温度（排気温度）から高圧側のタービン入口温度を推定する方法では、飛行条件（高度及び機速）に応じて高圧軸及び低圧軸の両回転数の相関関係が変化すると、高圧側のタービン入口温度と低圧側のタービン出口温度との相関関係も変化するため、推定精度が低下する不都合が生じる。
【０００４】
これに対して、低圧側のタービン入口温度をもとに高圧側のタービン入口温度の推定を行うようにすると、推定精度を高めることが可能になる。しかしながら、低圧側のタービン入口温度を測定するセンサは、周辺部品による制約から容易に配置し得るものではなく、しかも測定温度が比較的高いために寿命が短くなる不都合が生じる。
【０００５】
本発明は、このような従来技術の問題点を解消するべく案出されたものであり、その主な目的は、センサの配置が容易でかつ測定温度が低い部位の温度をもとにして高精度な推定が可能なように構成されたガスタービンエンジンのタービン入口温度推定方法を提供することにある。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
このような目的を果たすためになされた本発明は、航空機におけるガスタービンエンジンのタービン入口温度推定方法であって、前記ガスタービンエンジンは、コンプレッサ（２）と高圧タービン（３）とを連結する高圧軸（４）と、前記コンプレッサの上流側のファン（６）と前記高圧タービンの下流側の低圧タービン（５）とを連結する低圧軸（７）とを有するものであり、前記低圧タービンの出口温度及び前記低圧軸の回転数を測定し、該低圧軸の回転数に所定の比例定数を乗じた値に所定の定数を加えることで得られた補正値を前記低圧タービンの出口温度に上乗せして前記高圧タービンの入口温度を算出するものとした。
【０００７】
これによると、タービン入口温度とタービン出口温度との相関関係からエンジン回転数による変動要素が排除されるため、タービン入口温度の推定精度を高めることができる。しかも実測を要する量が、タービン出口温度及びエンジン回転数で済み、いずれもセンサの配置が容易で、かつ測定温度が低いのでセンサの寿命も十分に長くなる。特に航空機に適用する場合には、すべてのフライトエンベロープで高精度な推定が可能となる。
【０００８】
さらに、低圧タービンの入口温度をもとにした推定方法と同等の推定精度が得られる。
【０００９】
なお、ここで得られたタービン入口温度は、タービンの過温度を回避するための燃料流量の制御や回転数の制御などのタービン入口温度に基づいた各種の制御に用いる他、メンテナンス時期の判定など、多様な用途に用いることができる。
【００１０】
【発明の実施の形態】
以下に添付の図面を参照して本発明の構成を詳細に説明する。
【００１１】
図１は、本発明が適用されたガスタービンエンジンの制御装置を示している。ここでは、ガスタービンエンジン１が、コンプレッサ２及び高圧タービン３を連結する高圧軸４と、低圧タービン５及びファン６を連結する低圧軸７とを有し、低圧軸７の回転数（エンジン回転数）Ｎを回転数検出部８で測定すると共に、低圧タービン５の出口部分の温度（タービン出口温度）Ｔ_EGを温度検出部９で測定し、補正値計算ブロック１１にてエンジン回転数Ｎに基づいて算出された補正値ΔＴをタービン出口温度Ｔ_EGに上乗せして、高圧タービン３の入口部分１２の温度（タービン入口温度）Ｔ_TIを算出するようになっている。これにより得られたタービン入口温度Ｔ_TIは、燃料流量制御器１５において燃料流量の制御に用いられる。
【００１２】
補正値計算ブロック１１にて算出される補正値ΔＴは、エンジン回転数Ｎに比例して増減し、エンジン回転数Ｎに所定の比例定数を乗じた値に所定の定数を加えることで得られ、タービン入口温度Ｔ_TIは次式で示すことができる。
Ｔ_TI＝Ｔ_EG＋ａ・Ｎ＋ｂ （式１）
ここで、補正値ΔＴは（ａ・Ｎ＋ｂ）で表されており、定数ａ及びｂは実験あるいはシミュレーションにより得ることができる。
【００１３】
補正値計算ブロック１１では、回転数検出部８で得られたエンジン回転数Ｎをもとにして、４０ｍｓ制御サイクル毎に補正値（ａ・Ｎ＋ｂ）を生成する。加算点１４では、温度検出部９で得られたタービン出口温度Ｔ_EGに、補正値計算ブロック１１で得た補正値ΔＴを加えてタービン入口温度Ｔ_TIを生成する。
【００１４】
燃料流量制御器１５では、加算点１４からのタービン入口温度Ｔ_TIをもとにして、このタービン入口温度Ｔ_TIが予め設定された上限値を超えないように燃料計量弁１６を操作して燃焼器１７に送られる燃料流量が調整される。
【００１５】
図２は、タービン入口温度Ｔ_TIが１０５５℃のときのエンジン回転数Ｎとタービン出口温度Ｔ_EGとの関係を示している。図中の直線が示す式は、次のように表すことができる。
Ｔ_TI＝Ｔ_EG−（−０．０１７９・Ｎ＋８７８．７）＋１０５５ （式２）
これより式１中の定数ａ及びｂは次のように定めれば良い。
ａ＝０．０１７９×１０５５
ｂ＝−８７８．７×１０５５
【００１６】
【実施例】
図３は、図４に示すフライトエンベロープ内の各ポイントでの推定精度を示している。比較例１は、低圧タービン５の入口部分の温度Ｔ_LPをもとに次式により推定したものである。
Ｔ_TI＝Ｔ_LP＋３０１
比較例２は、タービン出口温度（排気温度）Ｔ_EGをもとに次式により推定したものである。
Ｔ_TI＝Ｔ_EG＋４９１
図３から明らかなように、本発明による実施例はすべてのフライトエンベロープポイントで高精度な推定が可能であり、特に比較例１に示した低圧タービン側のタービン入口温度による推定方法と同等の精度を得ることができる。
【００１７】
【発明の効果】
このように本発明によれば、タービン入口温度とタービン出口温度との相関関係からエンジン回転数による変動要素が排除されるため、タービン入口温度の推定精度を高める上に顕著な効果が得られる。しかも実測を要する量が、タービン出口温度及びエンジン回転数で済み、センサ配置が容易になると共に測定温度が低いのでセンサの寿命が長くなる利点が得られる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明によるタービン入口温度推定方法が適用されたガスタービンエンジンの制御装置を示すブロック図。
【図２】エンジン回転数とタービン出口温度との関係を示すグラフ。
【図３】フライトエンベロープポイント毎の推定精度を示すグラフ。
【図４】図３のフライトエンベロープポイントを示すグラフ。
【符号の説明】
１ ガスタービンエンジン
３ 高圧タービン
４ 高圧軸
５ 低圧タービン
７ 低圧軸
８ 回転数検出部
９ 温度検出部
１１ 補正値計算ブロック
１２ タービン入口部分

Claims (1)

1. 航空機におけるガスタービンエンジンのタービン入口温度推定方法であって、
   前記ガスタービンエンジンは、コンプレッサと高圧タービンとを連結する高圧軸と、前記コンプレッサの上流側のファンと前記高圧タービンの下流側の低圧タービンとを連結する低圧軸とを有するものであり、
   前記低圧タービンの出口温度及び前記低圧軸の回転数を測定し、該低圧軸の回転数に所定の比例定数を乗じた値に所定の定数を加えることで得られた補正値を前記低圧タービンの出口温度に上乗せして前記高圧タービンの入口温度を算出することを特徴とするガスタービンエンジンのタービン入口温度推定方法。

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